JP2013185493A

JP2013185493A - 燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法

Info

Publication number: JP2013185493A
Application number: JP2012051340A
Authority: JP
Inventors: Kenji Suzuki; 研二鈴木; Atsushi Kuroyanagi; 篤史黒▲柳▼; Tetsuya Ikeda; 哲哉池田; Satonobu Yasutake; 聡信安武
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2012-03-08
Filing date: 2012-03-08
Publication date: 2013-09-19
Also published as: WO2013133299A1

Abstract

【課題】本発明の目的は、燃焼室からの熱で燃料を熱分解して改質燃料を生成し、燃焼室で改質燃料を燃焼するスクラムジェットエンジンにおいて、改質燃料として燃焼が容易なメタンが選択的に生成される燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法を提供することである。
【解決手段】燃料供給システム１５は、スクラムジェットエンジンの燃焼室４０からの熱で炭化水素系燃料７３を熱分解して改質燃料７９を生成するとともに燃焼室４０を冷却する燃料改質部６０を具備する。改質燃料７９は燃焼室４０で燃焼する。燃料改質部６０は、ゼオライト系触媒と、白金族触媒とを備える。
【選択図】図２

Description

本発明は、超音速燃焼を行って推力を発生するスクラムジェットエンジンに関し、特に、スクラムジェットエンジンの燃料供給システムに関する。

炭化水素系燃料を用いた超音速燃焼を安定化させるためには、燃料に含まれる低炭素数の成分の割合を高くするとともに、燃料の組成を一定にすることが望ましい。一方、低炭素数の炭化水素は常温でガス状態であるため、低炭素数の炭化水素を燃料タンクに搭載すると、燃料の積載量を多くすることができず、長時間の超音速燃焼（超音速飛行）を行うことができない。このため、高炭素数の炭化水素を含んでいて常温で液体のジェット燃料を燃料タンクに搭載し、飛行中にジェット燃料をエンジンの熱で分解して低炭素数の炭化水素を生成することが考えられている。

特許文献１は、超音速及び極超音速航空機の推進エンジンの熱マネジメントシステムを開示している。そのシステムは、吸熱流体の単一の流れをエンジン燃料として及びエンジン冷却のためのヒートシンクとして用いる。そのシステムは、直列配置された複数の熱交換器を備える。各熱交換器は、触媒を備えた反応部をヒートソース部と熱交換関係を有するように備えている。その単一流体流れは、反応部及びヒートソース部の各々を通って流れる。反応部における反応のための熱はヒートソース部内の流体によって与えられ、その結果その流体が冷却される。この冷却された流体は、エンジンの高温部を流れる際に再加熱された後、他の反応部へ流れ、又は、エンジンの燃焼器へ流れて点火される。

特許文献２は、ラムジェット及びスクラムジェットエンジンのような高速推進ユニットにおいて燃焼速度を高め失火限界を拡大する方法を開示している。炭化水素系燃料の流れが触媒分解されて水素と低分子量の燃料分解物とを生成する。その水素及び低分子量の燃料分解物は分解されていない炭化水素系燃料の流れとともに高速推進ユニットの燃焼器に導入される。この方法により、燃焼器の運用範囲が拡大し、より高速の拡散混合により高い燃焼速度と火炎安定性の増大とが達成される。そのプロセスは、ガスタービン、特にラムジェット及びスクラムジェット燃焼器の運用限界を効果的に拡大させる。

特許文献２は、更に以下の内容を開示している。燃料は、触媒反応器で気化されて水素及び低分子量の燃料分解物に触媒分解される。どのような燃料分解物が生成されるかは、その反応器にどのような燃料が送られるかに依存する。その反応器で用いられる好ましい触媒は、プラチナ、ロジウム、イリジウム、パラジウムのような白金族金属を含む。ニッケル、クロミウム、コバルトのような他の金属を含む触媒も効果的であることが示されている。触媒は、単一の金属によって構成されてもよく、適切な金属の組み合わせによって構成されてもよい。

非特許文献１は、メタン、エタン、プロパン、ブタン、ヘキサン、及びヘプタンについて、最小点火エネルギーと当量比の関係を開示している。メタン、エタン、プロパン、ブタン、ヘキサン、及びヘプタンのいずれについても、最小点火エネルギーの最小値は０．２５ｍＪ付近である。メタンは、最小点火エネルギーの最小値が得られる当量比がエタン、プロパン、ブタン、ヘキサン、及びヘプタンよりも小さい。

米国特許第５，３３７，５５３号米国特許第５，３９４，６８５号

新岡嵩、河野通方、佐藤順一、「燃焼現象の基礎」、平成１３年８月２５日発行、図４・３

本発明の目的は、燃焼室からの熱で燃料を熱分解して改質燃料を生成し、燃焼室で改質燃料を燃焼するスクラムジェットエンジンにおいて、改質燃料として燃焼が容易なメタンが選択的に生成される燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法を提供することである。

以下に、（発明を実施するための形態）で使用される番号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号は、（特許請求の範囲）の記載と（発明を実施するための形態）との対応関係を明らかにするために付加されたものである。ただし、それらの番号を、（特許請求の範囲）に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。

本発明の第１の観点による燃料供給システム（１５）は、スクラムジェットエンジン（１１）の燃焼室（４０）からの熱で炭化水素系燃料（７３）を熱分解して改質燃料（７９）を生成するとともに前記燃焼室を冷却する燃料改質部（６０）を具備する。前記改質燃料は前記燃焼室で燃焼する。前記燃料改質部は、ゼオライト系触媒（８４、８５）と、白金族触媒とを備える。

前記ゼオライト系触媒に前記白金族触媒がドープされている。

前記ゼオライト系触媒は、Ｈ−ＺＳＭ−５触媒を含む。

前記炭化水素系燃料は、ドデセン、ＪＰ−７燃料、ＪＰ−４燃料、又はＪｅｔＡ−１燃料である。

本発明の第２の観点によるスクラムジェットエンジン（１１）は、空気圧縮部（２０）と、インジェクタ（３０）と、燃焼室（４０）と、燃料改質部（６０）とを具備する。前記空気圧縮部は、空気を圧縮して圧縮空気（７０）を生成する。前記インジェクタは、前記圧縮空気中に改質燃料（７９）を噴射する。前記燃焼室で前記改質燃料が燃焼する。前記燃料改質部は、前記燃焼室からの熱で炭化水素系燃料（７３）を熱分解して前記改質燃料を生成するとともに前記燃焼室を冷却する。前記燃料改質部は、ゼオライト系触媒（８４、８５）と、白金族触媒とを備える。

本発明の第３の観点によるスクラムジェットエンジンの動作方法は、空気圧縮部（２０）と、インジェクタ（３０）と、燃焼室（４０）と、燃料改質部（６０）とを備えたスクラムジェットエンジン（１１）の動作方法である。その動作方法は、前記空気圧縮部が空気を圧縮して圧縮空気（７０）を生成することと、前記インジェクタが前記圧縮空気中に改質燃料（７９）を噴射することと、前記燃焼室で前記改質燃料が燃焼することと、前記燃料改質部が前記燃焼室からの熱で炭化水素系燃料（７９）を熱分解して前記改質燃料を生成するとともに前記燃焼室を冷却することとを具備する。前記燃料改質部は、ゼオライト系触媒（８４、８５）と、白金族触媒とを備える。

本発明によれば、燃焼室からの熱で燃料を熱分解して改質燃料を生成し、燃焼室で改質燃料を燃焼するスクラムジェットエンジンにおいて、改質燃料として燃焼が容易なメタンが選択的に生成される燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法が提供される。

図１は、本発明の第１の実施形態に係るスクラムジェットエンジンを備えた航空機の概略図である。図２は、第１の実施形態に係る燃料供給システムの概略図である。図３は、第１の実施形態に係る燃料改質部の断面図である。図４は、燃料分解試験装置の概略図である。図５Ａは、ＪＰ−４燃料のＧＣ−ＭＳ測定結果を示すグラフである。図５Ｂは、ＪＰ−４燃料をＨ−ＺＳＭ−５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物のＧＣ−ＭＳ測定結果を示すグラフである。図６Ａは、ドデセンのＧＣ−ＭＳ測定結果を示すグラフである。図６Ｂは、ドデセンをＨ−ＺＳＭ−５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物のＧＣ−ＭＳ測定結果を示すグラフである。図７Ａは、ＪｅｔＡ−１燃料のＧＣ−ＭＳ測定結果を示すグラフである。図７Ｂは、ＪｅｔＡ−１燃料をＨ−ＺＳＭ−５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物のＧＣ−ＭＳ測定結果を示すグラフである。図８は、ドデセンをＰｔドープＨ−ＺＳＭ−５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物のＧＣ−ＭＳ測定結果を示すグラフである。図９は、本発明の第２の実施形態に係る燃料供給システムの概略図である。図１０は、第２の実施形態に係る燃料改質部の上流側部分の断面図である。図１１は、第２の実施形態に係る燃料改質部の下流側部分の断面図である。

添付図面を参照して、本発明による燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法を実施するための形態を以下に説明する。

（第１の実施形態）
図１に示す航空機は、機体１０と、本発明の第１の実施形態に係るスクラムジェットエンジン１１とを備える。スクラムジェットエンジン１１は、外から取り込んだ空気を圧縮して圧縮空気を生成する空気圧縮部２０と、圧縮空気の気流７０中に改質燃料を噴射するインジェクタ３０と、改質燃料が燃焼する燃焼室４０と、改質燃料の燃焼により生成した燃焼ガスを排出するノズル５０とを備える。

ここで、燃焼室４０は改質燃料の燃焼のために高温になる。燃焼室４０の破損を防ぐために燃焼室４０を冷却する必要がある。

図２を参照して、スクラムジェットエンジン１１は燃料供給システム１５を備える。燃料供給システム１５は、燃料改質部６０と、燃料タンク７１とを備える。燃料タンク７１は、炭化水素系燃料７３を搭載し、炭化水素系燃料７３を燃料改質部６０に供給する。燃料改質部６０は、炭化水素系燃料７３を燃焼室４０からの熱で熱分解して改質燃料７９を生成する。その熱分解が吸熱反応であるため、燃料改質部６０は燃焼室４０を冷却する。このような冷却は再生冷却と称される場合がある。インジェクタ３０は、圧縮空気の気流７０中に改質燃料７９を噴射する。燃焼室４０で改質燃料７９が燃焼する。

炭化水素系燃料７３は、燃料改質部６０に液体状態で供給され、燃料改質部６０で気化と熱分解とが行われてもよい。或いは、炭化水素系燃料７３は、図示されない気化器によって気化されてから燃料改質部６０に供給されてもよい。

図３を参照して、燃料改質部６０は、燃焼室４０を取り囲むように設けられた燃料配管８０と、白金族ドープゼオライト系触媒８４とを備える。白金族ドープゼオライト系触媒８４は、プラチナ触媒、パラジウム触媒、ロジウム触媒のような白金族触媒がドープされたゼオライト系触媒である。白金族ドープゼオライト系触媒８４は、燃料配管８０の内壁８１及び燃料配管８０内に配置された粒状の担体８２の表面に担持されている。燃料配管８０を通過するときに炭化水素系燃料７３が燃焼室４０からの熱で熱分解されて改質燃料７９が生成される。この熱分解は白金族ドープゼオライト系触媒８４により促進される。

本実施形態によれば、燃料改質部６０がゼオライト系触媒及び白金族触媒を備えるため、後述する試験結果がサポートするように、ゼオライト系触媒による熱分解反応で生成した分解生成物が、白金族触媒による熱分解反応により更に分解される。したがって、改質燃料７９として燃焼が容易なメタンが選択的に生成される。また、コーキングの原因となる芳香族化合物の生成が抑制される。

尚、ゼオライト系触媒の一つであるＨ−ＺＳＭ−５触媒は熱分解の促進効果が高いため、Ｈ−ＺＳＭ−５触媒に白金族触媒をドープして白金族ドープゼオライト系触媒８４を形成すると、燃料改質部６０を小型化することができる。

（燃料分解試験１）
燃料分解試験を行って、ゼオライト系触媒の一つであるＨ−ＺＳＭ−５触媒を用いて炭化水素系燃料を熱分解したときに炭化水素系燃料が異なっても熱分解生成物の組成が同じになることを示した。以下、燃料分解試験を説明する。

図４を参照して、燃料分解試験の試験方法を説明する。燃料分解試験装置は、シリンジ１０１と、気化器１０２と、反応管１０３と、Ｈ−ＺＳＭ−５触媒層１０４と、電気炉１０５と、温度センサ１０６と、ＧＣ−ＭＳ（ガスマス）１０７とを備える。気化器１０２を１５０℃に設定した。反応管１０３内にＨ−ＺＳＭ−５触媒層１０４を配置した。Ｈ−ＺＳＭ−５触媒層１０４の温度が６００℃になるように、反応管１０３を電気炉１０５で加熱した。ＧＣ−ＭＳ１０７は、ガスクロマトグラフと、質量分析装置とを備える。キャリアガスとしてヘリウムガスを用いた。キャリアガス流量を１０ｍｌ／ｍｉｎに設定した。燃料をシリンジ１０１で気化器１０２に注入した。シリンジ１０１による燃料注入量を０．１μｌとした。燃料は気化器１０２で気化し、気化した燃料は反応管１０３内で熱分解された。熱分解生成物をＧＣ−ＭＳ１０７で測定した。燃料として、ＪｅｔＡ−１燃料、ドデセン、ＪＰ−４燃料を用いた。これらのジェット燃料は炭化水素系燃料である。

次に、燃料分解試験の試験結果を説明する。

図５Ａは、ＪＰ−４燃料のＧＣ−ＭＳ測定結果を示すグラフである。横軸は保持時間を示し、縦軸はピーク面積を示す。ペンタン、ヘキサン、ヘプタン、シクロヘキサン、トルエン、ヘプタン、オクタン、ノナン、デカン、ウンデカン、ドデカン、テトラデカン、及びペンタデカンのピークが検出された。

図５Ｂは、ＪＰ−４燃料をＨ−ＺＳＭ−５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物のＧＣ−ＭＳ測定結果を示すグラフである。横軸は保持時間を示し、縦軸はピーク面積を示す。炭素数が１の成分（Ｃ１）、炭素数が２の成分（Ｃ２）、炭素数が３の成分（Ｃ３）、炭素数が４の成分（Ｃ４）、及び炭素数が６以上の成分（Ｃ６＋）のピークが検出された。

図５Ａと図５Ｂの比較から明らかなように、ＪＰ−４燃料をＨ−ＺＳＭ−５触媒を用いて熱分解することで、高炭素数の成分の割合が減少し、低炭素数の成分の割合が増加した。

図６Ａは、ドデセンのＧＣ−ＭＳ測定結果を示すグラフである。横軸は保持時間を示し、縦軸はピーク面積を示す。

図６Ｂは、ドデセンをＨ−ＺＳＭ−５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物のＧＣ−ＭＳ測定結果を示すグラフである。横軸は保持時間を示し、縦軸はピーク面積を示す。エチレン、１−プロペン、ブテン、ベンゼン、トルエン、エチルベンゼン、ｐ−キシレン、ｏ−キシレン、スチレン、１，３，５−トリメチルベンゼン、ナフタレン、１−メチルナフタレンのピークが検出された。

図６Ａと図６Ｂの比較から明らかなように、ドデセンをＨ−ＺＳＭ−５触媒を用いて熱分解することで、高炭素数の成分の割合が減少し、低炭素数の成分の割合が増加した。

図７Ａは、ＪｅｔＡ−１燃料のＧＣ−ＭＳ測定結果を示すグラフである。横軸は保持時間を示し、縦軸はピーク面積を示す。オクタン、ノナン、デカン、ウンデカン、ドデカン、トリデカン、テトラデカンのピークが検出された。

図７Ｂは、ＪｅｔＡ−１燃料をＨ−ＺＳＭ−５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物のＧＣ−ＭＳ測定結果を示すグラフである。横軸は保持時間を示し、縦軸はピーク面積を示す。炭素数が１の成分（Ｃ１）、炭素数が２の成分（Ｃ２）、炭素数が３の成分（Ｃ３）、及び炭素数が６以上の成分（Ｃ６＋）のピークが検出された。

図７Ａと図７Ｂの比較から明らかなように、ＪｅｔＡ−１燃料をＨ−ＺＳＭ−５触媒を用いて熱分解することで、高炭素数の成分の割合が減少し、低炭素数の成分の割合が増加した。

図５Ｂ、６Ｂ、及び７Ｂの比較から明らかなように、ＪＰ−４燃料、ドデセン、及びＪｅｔＡ−１燃料をＨ−ＺＳＭ−５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物は、組成が同一であった。一方、図５Ａ、６Ａ、及び７Ａの比較から明らかなように、ＪＰ−４燃料、ドデセン、及びＪｅｔＡ−１燃料の組成は互いに異なっていた。

（燃料分解試験２）
燃料分解試験を行って、プラチナ触媒をドープしたＨ−ＺＳＭ−５触媒を用いて炭化水素系燃料を熱分解したときの熱分解生成物の大部分が燃焼が容易なメタンであることを示した。以下、燃料分解試験を説明する。

燃料分解試験の試験方法を説明する。図４に示す燃料分解試験装置を用いた。試験方法は、Ｈ−ＺＳＭ−５触媒層１０４にプラチナ触媒がドープされていることを除いて上述の試験方法と同じである。燃料としてドデセンを用いた。

次に、燃料分解試験の試験結果を説明する。

図８は、プラチナ触媒をドープしたＨ−ＺＳＭ−５触媒を用いてドデセンを熱分解したときの分解生成物のＧＣ−ＭＳ測定結果を示すグラフである。横軸は保持時間を示し、縦軸はピーク面積を示す。メタンの大きいピークと、ベンゼンの小さいピークとが検出された。プラチナ触媒をドープしたＨ−ＺＳＭ−５触媒を用いた熱分解により、ドデセンの大部分がメタンに分解された。

図６Ａ及び図６Ｂに示されるように、Ｈ−ＺＳＭ−５触媒によるドデセンの熱分解によりベンゼンやトルエン等の芳香族化合物が多く生成した。これらの芳香族化合物は、直鎖の炭化水素に比べて安定で気化しにくく、粘性の高い固形成分として触媒上に堆積しやすい。触媒上に固形成分が堆積すると燃料と触媒との接触が阻害されるので、芳香族化合物はコーキングの原因となる場合がある。

図６Ｂ及び図８に示されるように、Ｈ−ＺＳＭ−５触媒にドープしたプラチナ触媒によって、芳香族化合物が分解された。

図５Ｂ、６Ｂ、及び７Ｂに示されるように、ＪＰ−４燃料、ドデセン、及びＪｅｔＡ−１燃料をＨ−ＺＳＭ−５触媒を用いて熱分解したときの分解生成物の組成が同一であるため、ＪＰ−４燃料及びＪｅｔＡ−１燃料も、プラチナ触媒をドープしたＨ−ＺＳＭ−５触媒を用いた熱分解により、その大部分がメタンに分解されると考えられる。

上述の試験結果より、炭化水素系燃料７３として、例えば、ＪｅｔＡ−１燃料、ドデセン、及びＪＰ−４燃料を用いることができる。尚、ドデセンはＪＰ−７燃料に相当するため、ドデセンのかわりにＪＰ−７燃料を用いてもよい。また、これらの混合燃料を用いてもよい。

また、プラチナ触媒、ロジウム触媒、及びパラジウム触媒がともに白金族触媒であるため、プラチナ触媒のかわりにロジウム触媒やパラジウム触媒を用いても同様の効果が得られると考えられる。

尚、燃料改質部６０が白金族ドープゼオライト系触媒８４を備えるため、燃料改質部６０が白金族触媒とゼオライト系触媒を別々に備える場合に比べて燃料改質部６０が小型化される。

（第２の実施形態）
次に、第２の実施形態に係る燃料供給システム１５を説明する。本実施形態に係る燃料供給システム１５は、燃料改質部６０が白金族触媒とゼオライト系触媒を別々に備える点を除いて第１の実施形態に係る燃料供給システム１５と同様である。

図９を参照して、本実施形態に係る燃料改質部６０は、上流側部分６１と、下流側部分６２とを備える。炭化水素系燃料７３は、熱分解しながら上流側部分６１から下流側部分６２へ流れる。

図１０を参照して、上流側部分６１は、ゼオライト系触媒８５を備える。ゼオライト系触媒８５は、燃料配管８０の内壁８１及び燃料配管８０内に配置された粒状の担体８２の表面に担持されている。上流側部分６１の燃料配管８０を通過するときに炭化水素系燃料７３が燃焼室４０からの熱で熱分解されて中間分解生成物が生成される。この熱分解はゼオライト系触媒８５により促進される。ゼオライト系触媒８５は、Ｈ−ＺＳＭ−５触媒であることが好ましい。

図１１を参照して、下流側部分６２は、白金族触媒８６を備える。白金族触媒８６は、燃料配管８０の内壁８１及び燃料配管８０内に配置された粒状の担体８２の表面に担持されている。下流側部分６２の燃料配管８０を通過するときに中間分解生成物が燃焼室４０からの熱で熱分解されて改質燃料７９が生成される。この熱分解は白金族触媒８６により促進される。白金族触媒８６は、プラチナ触媒、パラジウム触媒、又はロジウム触媒を含む。

以上、実施の形態を参照して本発明による燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法を説明したが、本発明による燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法は上記実施形態に限定されない。上記実施形態に変更を加えたり上記実施形態どうしを組み合わせたりすることが可能である。例えば、スクラムジェットエンジン１１を航空機に適用するかわりに、飛しょう体やロケットに適用してもよい。

１０…機体
１１…スクラムジェットエンジン
１５…燃料供給システム
２０…空気圧縮部
３０…インジェクタ
４０…燃焼室
５０…ノズル
６０…燃料改質部
６１…上流側部分
６２…下流側部分
７０…圧縮空気の気流
７１…燃料タンク
７３…炭化水素系燃料
７９…改質燃料
８０…燃料配管
８１…内壁
８２…担体
８４…白金族ドープゼオライト系触媒
８５…ゼオライト系触媒
８６…白金族触媒
１０１…シリンジ
１０２…気化器
１０３…反応管
１０４…Ｈ−ＺＳＭ−５触媒層
１０５…電気炉
１０６…温度センサ
１０７…ＧＣ−ＭＳ

Claims

スクラムジェットエンジンの燃焼室からの熱で炭化水素系燃料を熱分解して改質燃料を生成するとともに前記燃焼室を冷却する燃料改質部を具備し、
前記改質燃料は前記燃焼室で燃焼し、
前記燃料改質部は、ゼオライト系触媒と、白金族触媒とを備える
燃料供給システム。
請求項１に記載の燃料供給システムであって、
前記ゼオライト系触媒に前記白金族触媒がドープされている
燃料供給システム。
請求項１又は２に記載の燃料供給システムであって、
前記ゼオライト系触媒は、Ｈ−ＺＳＭ−５触媒を含む
燃料供給システム。
請求項１乃至３のいずれかに記載の燃料供給システムであって、
前記炭化水素系燃料は、ドデセン、ＪＰ−７燃料、ＪＰ−４燃料、又はＪｅｔＡ−１燃料である
燃料供給システム。
空気を圧縮して圧縮空気を生成する空気圧縮部と、
前記圧縮空気中に改質燃料を噴射するインジェクタと、
前記改質燃料が燃焼する燃焼室と、
前記燃焼室からの熱で炭化水素系燃料を熱分解して前記改質燃料を生成するとともに前記燃焼室を冷却する燃料改質部と
を具備し、
前記燃料改質部は、ゼオライト系触媒と、白金族触媒とを備える
スクラムジェットエンジン。
空気圧縮部と、インジェクタと、燃焼室と、燃料改質部とを備えたスクラムジェットエンジンの動作方法であって、
前記空気圧縮部が空気を圧縮して圧縮空気を生成することと、
前記インジェクタが前記圧縮空気中に改質燃料を噴射することと、
前記燃焼室で前記改質燃料が燃焼することと、
前記燃料改質部が前記燃焼室からの熱で炭化水素系燃料を熱分解して前記改質燃料を生成するとともに前記燃焼室を冷却することと
を具備し、
前記燃料改質部は、ゼオライト系触媒と、白金族触媒とを備える
スクラムジェットエンジンの動作方法。